飛行器飛行原理課件

第二章飛行器飛行原理《航空航天概論》廈門大學(xué)航空航天學(xué)院第二章飛行器飛行原理《航空航天概論》廈門大學(xué)航空航天學(xué)院12.1飛行環(huán)境飛行環(huán)境包括大氣環(huán)境和空間環(huán)境2.1.1大氣環(huán)境1.對流層2.平流層3.中間層（高空對流層）4.熱層5.散逸層（外大氣層）航空器的飛行環(huán)境主要是對流層和平流層。航空器飛行環(huán)境臭氧層吸收太陽紫外線地面輻射熱量平流層熱量99.9%大氣質(zhì)量90%大氣質(zhì)量太陽短波輻射2000～3000公里大氣外層頂界國際空間站平均高度360公里哈勃太空望遠(yuǎn)鏡平均軌道高度569公里2.1飛行環(huán)境飛行環(huán)境包括大氣環(huán)境和空間環(huán)境2.1.1大22.1飛行環(huán)境2.1.1大氣的物理性質(zhì)大氣的狀態(tài)由參數(shù)確定，

其關(guān)系由狀態(tài)方程表示：2.連續(xù)性3.黏性

大氣相鄰流動層間產(chǎn)生的摩擦力。不同的流體黏性不同，黏性大小用內(nèi)摩擦系數(shù)衡量。

流體黏性和溫度有關(guān)，氣體溫度升高，黏性增大。液體相反。4.可壓縮性

當(dāng)氣體的壓強(qiáng)改變時，其密度和體積也改變，為氣體可壓縮性。5.聲速

振動的聲源在介質(zhì)中傳播時產(chǎn)生的疏密波?？諝庵屑s為340m/s。介質(zhì)可壓縮性越大，聲速越小。2.1飛行環(huán)境2.1.1大氣的物理性質(zhì)大氣的狀態(tài)由參數(shù)32.1飛行環(huán)境

6.國際標(biāo)準(zhǔn)大氣

飛行器飛行性能和大氣物理狀態(tài)有關(guān)，而大氣物理狀態(tài)與其地理位置、季節(jié)和高度相關(guān)。為對飛行器的性能進(jìn)行研究和對比，目前我國采用的國際標(biāo)準(zhǔn)大氣。

大氣被看成完全氣體，服從氣體狀態(tài)方程；以海平面高度為零高度。在海平面狀態(tài)為：氣溫15度，壓強(qiáng)為一個標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，密度為1.225kg/m2，聲速為341m/s。2.1飛行環(huán)境6.國際標(biāo)準(zhǔn)大氣42.1飛行環(huán)境7.空間環(huán)境

真空、電磁輻射、高能粒子輻射、等離子體和微流星體組成的飛行環(huán)境，是航天器的主要環(huán)境。

地球空間環(huán)境、行星際空間環(huán)境和恒星際空間環(huán)境2.1飛行環(huán)境7.空間環(huán)境52.2氣體流動基本規(guī)律氣體流過物體時其物理量的變化規(guī)律與作用在物體上的空氣動力有密切關(guān)系。2.2.1相對運(yùn)動原理

飛機(jī)產(chǎn)生的空氣動力與飛機(jī)和空氣間的相對運(yùn)動速度有很大關(guān)系?？諝庀鄬︼w機(jī)的運(yùn)動稱為相對氣流。相對氣流的方向與飛機(jī)運(yùn)動方向相反。只要相對氣流速度相同，產(chǎn)生的空氣動力也就相等。將飛機(jī)的飛行轉(zhuǎn)換為空氣的流動，使空氣動力問題的研究得到簡化。2.2氣體流動基本規(guī)律氣體流過物體時其物理62.2氣體流動基本規(guī)律1.流體流動的連續(xù)性定理可壓縮流體沿管道流動的連續(xù)性方程不可壓縮流體沿管道流動的連續(xù)性方程2.2.2.連續(xù)性定理和伯努力定理不可壓縮流體流過管道時，流速與截面面積成反比2.2氣體流動基本規(guī)律1.流體流動的連續(xù)性定理不可壓縮流72.2氣體流動基本規(guī)律2.伯努利定理（1738年）

伯努利定理是能量守恒定律在流體中的應(yīng)用。伯努利定理描述了流體在流動過程中流體壓強(qiáng)和速度之間的流動關(guān)系。丹尼爾·伯努利不可壓縮理想流體的伯努力方程

連續(xù)性定理和伯努力方程是分析和研究飛機(jī)上空氣動力產(chǎn)生的物理原因及其變化規(guī)律的基本定理。2.2氣體流動基本規(guī)律2.伯努利定理（1738年）丹尼爾82.2氣體流動基本規(guī)律2.2氣體流動基本規(guī)律92.2氣體流動基本規(guī)律3.低速氣流和高速氣流的流動特點(diǎn)

（1）低速氣流特點(diǎn)

流動過程中近似認(rèn)為不可壓縮。管道收縮速度增大，靜壓減小。

（2）高速氣流特點(diǎn)

高速飛行中，氣流速度變化引起空氣密度發(fā)生變化，從而引起空氣動力發(fā)生變化，必須考慮空氣的可壓縮性。特別對于高速氣流。

空氣可壓縮性和空氣密度和施加的空氣壓力有關(guān)?？諝獾拿芏群吐曀儆嘘P(guān)，施加于空氣的壓力與在空氣中運(yùn)動的物體速度有關(guān)，速度越大，施加給空氣的壓力越大。

衡量空氣被壓縮的程度用馬赫數(shù)（Ma）表示：2.2氣體流動基本規(guī)律3.低速氣流和高速氣流的流動特點(diǎn)102.2氣體流動基本規(guī)律超聲速氣流在變截面管道中流動情況和低速氣流相反。收縮管道超聲速氣流減速、增壓；擴(kuò)張形管道使超聲速氣流增速、減壓。

原因：截面積變化引起的密度的變化比截面積變化引起速度的變化快得多，密度變化占主導(dǎo)地位。

總之，在亞聲速氣流中，流速增大，管道截面面積必然減??；而在超聲速氣流中，隨著流速增大，，管道截面面積必然增大。

要使氣流由亞聲速加速到超聲速，除了沿氣流方向要有一定的壓力差外，還應(yīng)具有一定的管道形狀，即先收縮后擴(kuò)張的拉瓦爾管形狀。2.2氣體流動基本規(guī)律超聲速氣流在變截面管112.2氣體流動基本規(guī)律2.2氣體流動基本規(guī)律122.2氣體流動基本規(guī)律2.2氣體流動基本規(guī)律132.3飛機(jī)飛行原理作用在飛機(jī)上的空氣動力包括升力和阻力。2.3.1平板上的空氣動力

1.平板剖面與相對氣流夾角為零

無垂直于氣流的升力。

2.平板剖面與相對氣流夾角為90度2.3飛機(jī)飛行原理作用在飛機(jī)上的空氣動力包括升力和阻力。2142.3飛機(jī)飛行原理3.平板剖面與相對氣流速度成一定夾角2.3飛機(jī)飛行原理3.平板剖面與相對氣流速度成一定夾角152.3飛機(jī)飛行原理2.3.2機(jī)翼升力的產(chǎn)生和增升裝置翼型的定義：2.3飛機(jī)飛行原理2.3.2機(jī)翼升力的產(chǎn)生和增升裝置翼162.3飛機(jī)飛行原理翼型按速度分：翼型按形狀分：2.3飛機(jī)飛行原理翼型按速度分：翼型按形狀分：172.3飛機(jī)飛行原理翼型幾何參數(shù)：翼弦：前緣和后緣之間的連線。迎角：翼弦與相對氣流速度之間的夾角。2.3飛機(jī)飛行原理翼型幾何參數(shù)：翼弦：前緣和后緣之間的連線182.3飛機(jī)飛行原理1.機(jī)翼升力的產(chǎn)生空氣動力作用點(diǎn)前緣后緣翼弦2.3飛機(jī)飛行原理1.機(jī)翼升力的產(chǎn)生空氣動力作用點(diǎn)前緣192.3飛機(jī)飛行原理在一定范圍內(nèi)，迎角大，升力大。當(dāng)迎角達(dá)到一定程度，氣流會從機(jī)翼前緣開始分離，尾部出現(xiàn)很大的渦流區(qū)，致使升力突然下降，阻力迅速增大，出現(xiàn)失速。臨界迎角：失速剛出現(xiàn)時的迎角。飛機(jī)不應(yīng)以接近或大于臨界迎角的狀態(tài)飛行。升力的大小與翼型形狀和迎角大小有很大關(guān)系。不對稱的流線型翼型在迎角為零時仍可產(chǎn)生升力。2.3飛機(jī)飛行原理在一定范圍內(nèi)，迎角大，升力大。飛機(jī)不應(yīng)以20

2.影響飛機(jī)升力的因素

（1）機(jī)翼面積的影響機(jī)翼

機(jī)翼面積應(yīng)包括同機(jī)翼相連的部分面積。升力與機(jī)翼面積成正比。

（2）相對速度的影響

速度越大，空氣動力越大，機(jī)翼上產(chǎn)生的升力也越大。升力與相對速度的平方成正比。

（3）空氣密度的影響

升力大小與空氣密度成正比。

（4）機(jī)翼剖面形狀和迎角的影響機(jī)翼剖面形狀和迎角不同，產(chǎn)生的升力也不同，其影響通過升力系數(shù)體現(xiàn)。升力系數(shù)起初隨迎角增大而增大，但當(dāng)迎角達(dá)到一定值后，會驟降，出現(xiàn)失速。

綜合各項因素，升力公式為：2.3飛機(jī)飛行原理2.影響飛機(jī)升力的因素2.3飛機(jī)飛行原理21

3.增升裝置

（1）改變機(jī)翼剖面形狀，增大機(jī)翼彎度；

（2）增大機(jī)翼面積；（3）改變氣流動的流動狀態(tài)，控制機(jī)翼上的附面層，延緩氣流分離；

飛機(jī)的增升裝置通常安裝在機(jī)翼的前緣和后緣部位。

類型：前緣襟翼，后緣襟翼，前緣縫翼；控制附面層。2.3飛機(jī)飛行原理3.增升裝置2.3飛機(jī)飛行原理222.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理232.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理242.3飛機(jī)飛行原理簡單后緣襟翼缺點(diǎn)：

當(dāng)它向下偏轉(zhuǎn)時，雖然能夠增大上翼面氣流的流速，從而增大升力系數(shù)，但同時也使得機(jī)翼前緣處氣流的局部迎角增大，當(dāng)飛機(jī)以大迎角飛行時，容易導(dǎo)致機(jī)翼前緣上部發(fā)生局部的氣流分離，使飛機(jī)的性能變壞。2.3飛機(jī)飛行原理簡單后緣襟翼缺點(diǎn)：25機(jī)翼升力的產(chǎn)生和增升裝置機(jī)翼升力的產(chǎn)生和增升裝置26機(jī)翼升力的產(chǎn)生和增升裝置機(jī)翼升力的產(chǎn)生和增升裝置272.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理282.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理292.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理302.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理312.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理322.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理332.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理342.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理35控制附面層增升裝置原理：通過延緩附面層分離，起到增升作用。

“鷂”式垂直起降飛機(jī)和F－4、米格－21輕型戰(zhàn)斗機(jī)使用了噴氣襟翼。2.3飛機(jī)飛行原理控制附面層增升裝置原理：通過延緩附面層分離，起到增升作用。362.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理37A.渦流發(fā)生器：

渦流發(fā)生器是以某一安裝角垂直地安裝在機(jī)體表面上的小展弦比小機(jī)翼，所以它在迎面氣流中和常規(guī)機(jī)翼一樣能產(chǎn)生翼尖渦，但是由于其展弦比小，因此翼尖渦的強(qiáng)度相對較強(qiáng)。這種高能量的翼尖渦與其下游的低能量邊界層流動混合后，就把能量傳遞給了邊界層，使處于逆壓梯度中的邊界層流場獲得附加能量后能夠繼續(xù)貼附在機(jī)體表面而不致分離。

作用：

將外界氣流的能量不斷輸入附面層，增加附面層流動速度，推遲氣流分離。2.3飛機(jī)飛行原理3.渦流發(fā)生器和翼刀A.渦流發(fā)生器：2.3飛機(jī)飛行原理3.渦流發(fā)生器和翼刀38B.翼刀裝置：

一般的平直翼和后掠翼，機(jī)翼上表面的氣流會自動向翼梢流動，相應(yīng)的，附面層也會逐漸向翼梢堆積。這些氣流最終會在翼梢分離，從而降低飛機(jī)的升力。此外，氣流在翼梢的分離會造成很大的滾轉(zhuǎn)力矩，容易使飛機(jī)進(jìn)入尾旋。這種狀況在大后掠角機(jī)翼上尤為明顯。若在機(jī)翼的上表面，沿著翼弦的方向放置具有一定高度的擋板，就可以阻礙上翼面的附面層向翼梢移動，從而阻止或者延緩分離的發(fā)生。

作用：

后掠翼飛機(jī)減小翼梢渦流和附面層厚度。2.3飛機(jī)飛行原理B.翼刀裝置：2.3飛機(jī)飛行原理392.3.3飛機(jī)阻力的產(chǎn)生和減阻措施飛機(jī)機(jī)翼產(chǎn)生的空氣動力包括升力和氣動阻力。低速飛機(jī)受到的阻力分為：摩擦阻力、壓差阻力、誘導(dǎo)阻力、和干擾阻力。摩擦阻力2.3飛機(jī)飛行原理2.3.3飛機(jī)阻力的產(chǎn)生和減阻措施飛機(jī)機(jī)翼402.壓差阻力2.3飛機(jī)飛行原理2.壓差阻力2.3飛機(jī)飛行原理41

可通過增大展弦比、適當(dāng)平面形狀、增加翼梢小翼等來減小誘導(dǎo)阻力。3.誘導(dǎo)阻力2.3飛機(jī)飛行原理可通過增大展弦比、適當(dāng)平面形狀、424.干擾阻力2.3飛機(jī)飛行原理4.干擾阻力2.3飛機(jī)飛行原理432.3.4高速飛行空氣動力特點(diǎn)1.激波和激波阻力（波阻）不同飛行速度下聲音（弱擾動波）的傳播2.3飛機(jī)飛行原理2.3.4高速飛行空氣動力特點(diǎn)1.激波和激波阻力（波阻）442.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理45高速飛行阻力特點(diǎn)高速飛行阻力特點(diǎn)462.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理472.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理482.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理49超聲速飛行聲爆2.3飛機(jī)飛行原理超聲速飛行聲爆2.3飛機(jī)飛行原理50超聲速飛行熱障2.3飛機(jī)飛行原理超聲速飛行熱障2.3飛機(jī)飛行原理512.3飛機(jī)飛行原理美國SR-71的機(jī)體結(jié)構(gòu)的93%采用鈦合金越過熱障，達(dá)到3.3倍音速。航空氣器的防熱方法：采用耐高溫的新材料，如鈦合金、不銹鋼或復(fù)合材料來制造飛機(jī)的重要受力構(gòu)件和蒙皮；用隔熱層來保護(hù)機(jī)內(nèi)設(shè)備和人員；采用冷卻液冷卻結(jié)構(gòu)內(nèi)表面。2.3飛機(jī)飛行原理美國SR-7522.3飛機(jī)飛行原理應(yīng)用：燒蝕法適用于不重復(fù)使用的飛船、衛(wèi)星等。材料：石墨、陶瓷等。高溫下的熱解和相變：固液，固氣，液氣。航天器的防熱方法：2.3飛機(jī)飛行原理應(yīng)用：燒蝕法適用于不重復(fù)使用的飛船、衛(wèi)星532.3飛機(jī)飛行原理可重復(fù)使用的放熱材料

用于像航天飛機(jī)類似的可重復(fù)使用的航天器的防熱。根據(jù)航天器表面不同溫度的區(qū)域，采用相應(yīng)的可重復(fù)使用的防熱材料。

例如：機(jī)身頭部、機(jī)翼前緣溫度最高，采用增強(qiáng)碳碳復(fù)合材料，溫度可耐受1593度；機(jī)身、機(jī)翼下表面前部和垂尾前緣溫度高，可采用防熱隔熱陶瓷材料；機(jī)身、機(jī)翼上表面前部和垂尾前緣氣動加熱不是特別嚴(yán)重處，可采用防熱隔熱的陶瓷瓦材料；機(jī)身中后部兩側(cè)和有效載荷艙門處，溫度相對較低（約350度），可采用柔性的表面隔熱材料；對于溫度最高的區(qū)域，采用熱管冷卻和強(qiáng)制循環(huán)冷卻和發(fā)汗冷卻等。2.3飛機(jī)飛行原理可重復(fù)使用的放熱材料542.3.5超聲速飛機(jī)的氣動外形

超聲速飛機(jī)的氣動外形，廣義上講是指飛機(jī)主要部件的數(shù)量以及他們之間安排和配置。

不同的布局型式對飛機(jī)的飛行性能、穩(wěn)定性和操縱性有重大影響。2.3飛機(jī)飛行原理1.飛機(jī)氣動布局2.3.5超聲速飛機(jī)的氣動外形超55機(jī)翼幾何參數(shù)2.飛機(jī)的幾何外形和參數(shù)機(jī)翼平面形狀主要參數(shù)：

翼展、翼弦、前緣后掠角等。影響飛機(jī)氣動主要參數(shù)：前緣后掠角、展弦比、梢根比、翼型相對厚度。2.3飛機(jī)飛行原理機(jī)翼幾何參數(shù)2.飛機(jī)的幾何外形和參數(shù)機(jī)翼平面形狀主要參數(shù)：562.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理57不同的翼剖面形狀2.3飛機(jī)飛行原理不同的翼剖面形狀2.3飛機(jī)飛行原理583.超聲速飛機(jī)的氣動外形2.3飛機(jī)飛行原理A.超聲速飛機(jī)的翼型特點(diǎn)（a）雙弧形；（b）棱形；（c）楔形；（d）雙菱形3.超聲速飛機(jī)的氣動外形2.3飛機(jī)飛行原理A.超聲速飛592.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理602.3飛機(jī)飛行原理B.超聲速飛機(jī)的機(jī)翼平面形狀和布局形式2.3飛機(jī)飛行原理B.超聲速飛機(jī)的機(jī)翼平面形狀和布局形式612.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理622.3飛機(jī)飛行原理B-1Lancer轟炸機(jī)F-14Tomcat艦載機(jī)米格-232.3飛機(jī)飛行原理B-1Lancer轟炸機(jī)F-14To632.3飛機(jī)飛行原理邊條渦2.3飛機(jī)飛行原理邊條渦64超聲速飛機(jī)的氣動外形2.3飛機(jī)飛行原理G鴨翼升力機(jī)翼升力G機(jī)翼升力尾翼升力鴨翼產(chǎn)生的脫體漩渦超聲速飛機(jī)的氣動外形2.3飛機(jī)飛行原理G鴨翼升力機(jī)翼升力G652.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理662.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理672.3飛機(jī)飛行原理（8）前掠翼機(jī)翼前、后緣向前伸展（前掠）的飛機(jī)。它的梢弦在根弦的前面，左右翼俯視投影形成一個V字。前掠翼是和后掠翼同時提出的，兩者推遲激波產(chǎn)生的原理是完全相同的。優(yōu)點(diǎn)：機(jī)翼和機(jī)身更好的連接；亞音速機(jī)動能力好；升力大；可控性好。缺點(diǎn)：在氣動發(fā)散問題：即當(dāng)速度和仰角達(dá)到一定值時，很難保證飛機(jī)的靜穩(wěn)定性。仰角越大，機(jī)翼的彎曲變形越大，直至結(jié)構(gòu)被破壞。2.3飛機(jī)飛行原理（8）前掠翼機(jī)翼前、后緣683.超聲速飛機(jī)和低、亞聲速飛機(jī)外形區(qū)別2.3飛機(jī)飛行原理3.超聲速飛機(jī)和低、亞聲速飛機(jī)外形區(qū)別2.3飛機(jī)飛行原理692.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造飛機(jī)的升力和阻力對飛機(jī)性能有很大影響。良好的氣動特性：提高升力，減小阻力。獲得升力和阻力變化特性：科學(xué)計算和風(fēng)洞試驗(yàn)。風(fēng)洞是一種利用人造氣流來進(jìn)行飛機(jī)空氣動力試驗(yàn)的設(shè)備。風(fēng)洞試驗(yàn)：（1）幾何相似，即飛機(jī)和模型之間的；（2）運(yùn)動相似，即模型各部分氣流速度大小與真實(shí)飛機(jī)對應(yīng)部

分成同一比例，流速方向相同；氣流擾動和實(shí)際情況相同；（3）動力相似，作用與模型上的空氣動力（升力和阻力）和作

用于真實(shí)飛機(jī)上的空氣動力大小成比例，且方向相同。

為保證“動力相似”，必須保證實(shí)驗(yàn)中模型和真實(shí)飛機(jī)飛行時的雷諾數(shù)相同。試驗(yàn)飛機(jī)模型尺寸比真實(shí)飛機(jī)小得多，風(fēng)洞風(fēng)速也比真實(shí)飛行速度小很多，導(dǎo)致模型摩擦阻力在總阻力中所占比例比真實(shí)情況大得多。2.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造飛機(jī)的升力和阻力對飛機(jī)性能有702.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造

雷諾數(shù)（Reynoldsnumber）一種可用來表征流體流動情況的無量綱數(shù)雷諾數(shù)

其中v、ρ、μ分別為流體的流速、密度與黏性系數(shù)，d為一特征長度。雷諾數(shù)越小意味著粘性力影響越顯著，越大意味著慣性力影響越顯著。例如霧珠的降落或潤滑膜內(nèi)的流動過程，粘性效應(yīng)在整個流場中都是重要的。而飛機(jī)近地面飛行時相對于飛機(jī)的氣流，流體粘性對物體繞流的影晌只在物體邊界層和物體后面的尾流內(nèi)才是重要的。2.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造71低速風(fēng)洞2.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造氣流速度空氣動力低速風(fēng)洞2.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造氣流速度空氣動力72風(fēng)煙洞2.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造

低速風(fēng)洞,可形象地顯示出環(huán)繞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臍饬髁鲃忧闆r，清晰顯示模型流線譜。風(fēng)煙洞2.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造低速風(fēng)洞73超聲速風(fēng)洞主體結(jié)構(gòu)2.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造高速風(fēng)洞包括亞、跨、超以及高超聲速風(fēng)洞?！皶簺_式”超聲速速風(fēng)洞依靠高壓空氣和大氣之間的壓力差來工作。蜂窩器優(yōu)點(diǎn)：降低了電動機(jī)功率；缺點(diǎn)：工作時間短。超聲速風(fēng)洞主體結(jié)構(gòu)2.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造高速風(fēng)洞包74風(fēng)洞的功用2.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造

風(fēng)洞可用于對整架飛機(jī)或飛機(jī)的某個部件進(jìn)行吹風(fēng)實(shí)驗(yàn)。風(fēng)洞的功用2.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造風(fēng)洞可用于對整架752.4.1飛機(jī)的飛行性能2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機(jī)的飛行性能是衡量一架飛機(jī)的重要標(biāo)志，一般包括：飛行速度、航程、升限、起飛著陸性能和機(jī)動性能等。2.4.1飛機(jī)的飛行性能2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操762.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性772.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性78安全高度起飛距離（加速飛行過程）2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性減小起飛距離措施：增升裝置增加推力彈射裝置（艦載機(jī)）飛機(jī)起飛距離越短越好。安全高度起飛距離（加速飛行過程）2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定79（減速飛行過程）2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性平飛減速和飄落觸地慢車狀態(tài)襟翼打開直線下滑提高著陸性能措施：機(jī)翼擾流片反向推力裝置阻力板或阻力傘剎車阻攔索飛機(jī)著陸速度越小，著陸距離越短，著陸性能越好。（減速飛行過程）2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性平飛減802.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性5、飛機(jī)的機(jī)動性能

飛機(jī)在一定時間間隔內(nèi)改變飛行狀態(tài)的能力，它在奪取空戰(zhàn)優(yōu)勢中起著相當(dāng)重要的作用，是軍用飛機(jī)重要的戰(zhàn)術(shù)性能指標(biāo)。對于運(yùn)輸機(jī)機(jī)動性能要求低。

飛機(jī)載荷：

飛機(jī)除受重力之外的外力總和與飛機(jī)重量之比。垂直方向上的過載：

飛機(jī)設(shè)計中，常用過載來評定飛機(jī)的機(jī)動性。飛機(jī)飛行中除了有俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)等常規(guī)機(jī)動動作外，對于戰(zhàn)斗機(jī)還有盤旋、筋斗、俯沖、躍升、戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎等機(jī)動動作?，F(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)還具備過失速機(jī)動能力。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性5、飛機(jī)的機(jī)動性能812.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性爬升倒飛俯沖平飛筋斗俯沖躍升過載可達(dá)9g過載可達(dá)6g躍升高度動升限：躍升可達(dá)到的最大高度。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性爬升倒飛俯沖平飛筋斗俯822.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性3、戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎

同時改變飛行方向和增加飛行高度的機(jī)動飛行稱為戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎。用途：空戰(zhàn)中奪取高度優(yōu)勢和占據(jù)有利方位。過載系數(shù)3-4g。

此外，還可采用筋斗方法進(jìn)行戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎以縮短機(jī)動時間。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性3、戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎834.過失速機(jī)動飛機(jī)在超過失速迎角之后，仍然有能力對飛機(jī)姿態(tài)作出調(diào)整，實(shí)現(xiàn)快速機(jī)頭指向，完成可操縱的戰(zhàn)術(shù)機(jī)動。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性作用：瞬時使飛機(jī)占據(jù)有利位置，改變敵我攻守態(tài)勢。4.過失速機(jī)動飛機(jī)在超過失速迎角之84F-22榔頭機(jī)動

S-27眼鏡蛇機(jī)動

1989年6月巴黎航展，蘇聯(lián)試飛員普加喬夫第一次世界面前表演了“眼鏡蛇”機(jī)動。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性F-22榔頭機(jī)動S-27眼鏡蛇機(jī)動1989年6月巴黎航85

飛機(jī)的飛行迎角超過臨界迎角后，發(fā)生的一種連續(xù)自動旋轉(zhuǎn)運(yùn)動。是由大迎角下的自轉(zhuǎn)現(xiàn)象引起的。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性5.尾旋尾旋過程軌跡為小半徑螺旋線，一面旋轉(zhuǎn)，一面下降。同時繞滾轉(zhuǎn)、俯仰偏航三軸不斷旋轉(zhuǎn)。

尾旋特點(diǎn)：迎角大、螺旋半徑小，旋轉(zhuǎn)速度高、下沉速度大。

尾旋是一種危險的飛行狀態(tài)，極易造成飛行事故，但為了訓(xùn)練和研究目的，有些高機(jī)動飛機(jī)允許進(jìn)入尾旋并改出。飛機(jī)的飛行迎角超過臨界迎角后，發(fā)生的862.4.2飛機(jī)的穩(wěn)定性2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4.2飛機(jī)的穩(wěn)定性2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱872.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性882.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性89飛機(jī)焦點(diǎn)附加升力的合力△Y的作用點(diǎn)為飛機(jī)的焦點(diǎn)。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機(jī)焦點(diǎn)附加升力的合力△Y的作用點(diǎn)為飛機(jī)的焦點(diǎn)。2.4飛機(jī)90飛機(jī)焦點(diǎn)附加升力的合力△Y的作用點(diǎn)為飛機(jī)的焦點(diǎn)。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機(jī)焦點(diǎn)附加升力的合力△Y的作用點(diǎn)為飛機(jī)的焦點(diǎn)。2.4飛機(jī)912.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機(jī)的焦點(diǎn)飛機(jī)重心位置與縱向穩(wěn)定性之間的關(guān)系2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機(jī)的焦點(diǎn)飛機(jī)重心位置922.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性932.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性

飛機(jī)主要依靠垂尾的作用來保證方向穩(wěn)定性，方向穩(wěn)定力矩是在側(cè)滑中產(chǎn)生的。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機(jī)主942.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機(jī)即向前、又向側(cè)方運(yùn)動。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機(jī)即向前、又向側(cè)方運(yùn)952.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性

飛機(jī)在速度提高（特別是超聲速以后），垂尾側(cè)力系數(shù)減小，產(chǎn)生側(cè)力能力下降，導(dǎo)致飛機(jī)方向靜穩(wěn)定性降低。

措施：增大垂尾面積，選用腹鰭、雙立尾增大方向穩(wěn)定性。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機(jī)在962.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性使飛機(jī)自動恢復(fù)橫側(cè)平衡狀態(tài)的滾轉(zhuǎn)力矩主要由機(jī)翼上反角、機(jī)翼后掠角和垂直尾翼的作用產(chǎn)生的。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性使飛機(jī)972.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性982.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性超聲速飛機(jī)一般采用大后掠角，其橫向靜穩(wěn)定作用可能過大而出現(xiàn)左右往復(fù)的飄擺運(yùn)動?？刹捎孟路唇峭庑我韵魅鹾舐右砗舐右淼臋M向靜穩(wěn)定性。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性超聲速飛機(jī)一般采用大后992.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機(jī)具有靜穩(wěn)定性，表明該飛機(jī)的平衡狀態(tài)具有抗外界干擾的能力。但為了保證飛機(jī)的穩(wěn)定性，決不能單純依靠飛機(jī)自身的穩(wěn)定性，飛行員也必須積極主動地實(shí)施操縱，做及時修正。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機(jī)具1002.4.3飛機(jī)的操縱性2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性

飛機(jī)的操縱性是指駕駛員通過操縱設(shè)備（如駕駛桿、腳蹬和氣動舵面等）來改變飛機(jī)飛行狀態(tài)的能力。主要研究飛行狀態(tài)的改變與桿舵行程和桿力大小之間的基本關(guān)系，飛機(jī)反應(yīng)快慢，以及影響因素等。

操作氣動舵面包括：升降舵、方向舵和副翼。2.4.3飛機(jī)的操縱性2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱1012.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛行中，向后拉桿，機(jī)頭上仰；向前推桿，機(jī)頭下俯。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛行中，向后拉桿，機(jī)頭1022.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性103飛行中，向左壓駕駛桿，飛機(jī)向左傾斜；反之，向右壓駕駛桿，飛機(jī)向右傾斜。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛行中，向左壓駕駛桿，飛機(jī)向左傾斜；反之，向右1042.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛行中，踏左腳蹬，機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)；踏右腳蹬，機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛行中，1052.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛行馬赫數(shù)的提高，飛行動壓迅速增大，偏轉(zhuǎn)操縱面所施加的力也越大，現(xiàn)代飛機(jī)采用助力器、力臂調(diào)節(jié)器，并用人工載荷機(jī)構(gòu)模擬駕駛桿的氣動載荷以減小飛行員所需操縱力，并感受操縱力矩的變化。

駕駛員操縱舵面改變飛機(jī)姿態(tài)要和人體的自然動作協(xié)調(diào)一致。手上的所感受的力的大小和方向也應(yīng)正常和適中，以避免產(chǎn)生操縱失誤。

飛機(jī)的穩(wěn)定性是飛機(jī)本身的特性，它與操縱性有密切聯(lián)系。

很穩(wěn)定的飛機(jī)，操縱往往不靈敏；操縱很靈敏的飛機(jī)，則往往不太穩(wěn)定。穩(wěn)定性和操縱性應(yīng)綜合考慮，以獲得最佳飛機(jī)性能。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛行馬赫1062.5直升機(jī)的飛行原理

一般認(rèn)為直升機(jī)技術(shù)比固定翼飛機(jī)復(fù)雜，發(fā)展比固定翼飛機(jī)慢。

隨著對直升機(jī)空氣動力學(xué)、直升機(jī)動力學(xué)等學(xué)科認(rèn)識的深入，直升機(jī)技術(shù)也有可很大發(fā)展。

直升機(jī)特點(diǎn)：

能垂直起降，對起降場地?zé)o太多特殊要求；能空中懸停；能沿任意方向飛行，飛行速度低，航程相對短。

目前最大速度：417公里/小時（X2），400公里/小時（山貓）。

實(shí)用升限：4000-6000m；

航程：400-800Km。X2-西科斯基公司山貓直升機(jī)2.5直升機(jī)的飛行原理一般認(rèn)為直升機(jī)技術(shù)比固1072.5直升機(jī)的飛行原理

2.5.1直升機(jī)旋翼工作原理2.5直升機(jī)的飛行原理2.5.1直升機(jī)旋翼1082.5直升機(jī)的飛行原理2.5直升機(jī)的飛行原理1092.5直升機(jī)的飛行原理米-6“Hook”直升機(jī)2.5直升機(jī)的飛行原理米-6“Hook”直升機(jī)1102.5直升機(jī)的飛行原理2.5直升機(jī)的飛行原理1112.5直升機(jī)的飛行原理2.5直升機(jī)的飛行原理1122.5直升機(jī)的飛行原理2.5.4直升機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性直升機(jī)的操縱系統(tǒng):傳遞操縱指令、進(jìn)行總距操縱、變距操縱和腳操縱的操縱機(jī)構(gòu)和操縱線路。2.5直升機(jī)的飛行原理2.5.4直升機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性1132.5直升機(jī)的飛行原理2.5直升機(jī)的飛行原理1142.5直升機(jī)的飛行原理2.5直升機(jī)的飛行原理115（轉(zhuǎn)動臂）2.5直升機(jī)的飛行原理（轉(zhuǎn)動臂）2.5直升機(jī)的飛行原理1162.5直升機(jī)的飛行原理2.5直升機(jī)的飛行原理117當(dāng)傾斜器無傾斜時：

每片槳葉在旋轉(zhuǎn)中保持槳距恒定。當(dāng)傾斜器被操縱傾斜時：每片槳葉在旋轉(zhuǎn)中周期性改變槳距。變距拉桿轉(zhuǎn)至傾斜器上位時，槳距加大，槳葉向上揮舞；變距拉桿轉(zhuǎn)至傾斜器下位時，槳距減小，槳葉向下?lián)]舞。從而，形成旋翼旋轉(zhuǎn)面的傾斜。2.5直升機(jī)的飛行原理當(dāng)傾斜器無傾斜時：2.5直升機(jī)的飛行原理1182.5直升機(jī)的飛行原理2.5直升機(jī)的飛行原理1192.5直升機(jī)的飛行原理2.5直升機(jī)的飛行原理1202.5直升機(jī)的飛行原理2.5直升機(jī)的飛行原理1212.5直升機(jī)的飛行原理2.5直升機(jī)的飛行原理122第二章飛行器飛行原理《航空航天概論》廈門大學(xué)航空航天學(xué)院第二章飛行器飛行原理《航空航天概論》廈門大學(xué)航空航天學(xué)院1232.1飛行環(huán)境飛行環(huán)境包括大氣環(huán)境和空間環(huán)境2.1.1大氣環(huán)境1.對流層2.平流層3.中間層（高空對流層）4.熱層5.散逸層（外大氣層）航空器的飛行環(huán)境主要是對流層和平流層。航空器飛行環(huán)境臭氧層吸收太陽紫外線地面輻射熱量平流層熱量99.9%大氣質(zhì)量90%大氣質(zhì)量太陽短波輻射2000～3000公里大氣外層頂界國際空間站平均高度360公里哈勃太空望遠(yuǎn)鏡平均軌道高度569公里2.1飛行環(huán)境飛行環(huán)境包括大氣環(huán)境和空間環(huán)境2.1.1大1242.1飛行環(huán)境2.1.1大氣的物理性質(zhì)大氣的狀態(tài)由參數(shù)確定，

其關(guān)系由狀態(tài)方程表示：2.連續(xù)性3.黏性

大氣相鄰流動層間產(chǎn)生的摩擦力。不同的流體黏性不同，黏性大小用內(nèi)摩擦系數(shù)衡量。

流體黏性和溫度有關(guān)，氣體溫度升高，黏性增大。液體相反。4.可壓縮性

當(dāng)氣體的壓強(qiáng)改變時，其密度和體積也改變，為氣體可壓縮性。5.聲速

振動的聲源在介質(zhì)中傳播時產(chǎn)生的疏密波。空氣中約為340m/s。介質(zhì)可壓縮性越大，聲速越小。2.1飛行環(huán)境2.1.1大氣的物理性質(zhì)大氣的狀態(tài)由參數(shù)1252.1飛行環(huán)境

6.國際標(biāo)準(zhǔn)大氣

飛行器飛行性能和大氣物理狀態(tài)有關(guān)，而大氣物理狀態(tài)與其地理位置、季節(jié)和高度相關(guān)。為對飛行器的性能進(jìn)行研究和對比，目前我國采用的國際標(biāo)準(zhǔn)大氣。

大氣被看成完全氣體，服從氣體狀態(tài)方程；以海平面高度為零高度。在海平面狀態(tài)為：氣溫15度，壓強(qiáng)為一個標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，密度為1.225kg/m2，聲速為341m/s。2.1飛行環(huán)境6.國際標(biāo)準(zhǔn)大氣1262.1飛行環(huán)境7.空間環(huán)境

真空、電磁輻射、高能粒子輻射、等離子體和微流星體組成的飛行環(huán)境，是航天器的主要環(huán)境。

地球空間環(huán)境、行星際空間環(huán)境和恒星際空間環(huán)境2.1飛行環(huán)境7.空間環(huán)境1272.2氣體流動基本規(guī)律氣體流過物體時其物理量的變化規(guī)律與作用在物體上的空氣動力有密切關(guān)系。2.2.1相對運(yùn)動原理

飛機(jī)產(chǎn)生的空氣動力與飛機(jī)和空氣間的相對運(yùn)動速度有很大關(guān)系?？諝庀鄬︼w機(jī)的運(yùn)動稱為相對氣流。相對氣流的方向與飛機(jī)運(yùn)動方向相反。只要相對氣流速度相同，產(chǎn)生的空氣動力也就相等。將飛機(jī)的飛行轉(zhuǎn)換為空氣的流動，使空氣動力問題的研究得到簡化。2.2氣體流動基本規(guī)律氣體流過物體時其物理1282.2氣體流動基本規(guī)律1.流體流動的連續(xù)性定理可壓縮流體沿管道流動的連續(xù)性方程不可壓縮流體沿管道流動的連續(xù)性方程2.2.2.連續(xù)性定理和伯努力定理不可壓縮流體流過管道時，流速與截面面積成反比2.2氣體流動基本規(guī)律1.流體流動的連續(xù)性定理不可壓縮流1292.2氣體流動基本規(guī)律2.伯努利定理（1738年）

伯努利定理是能量守恒定律在流體中的應(yīng)用。伯努利定理描述了流體在流動過程中流體壓強(qiáng)和速度之間的流動關(guān)系。丹尼爾·伯努利不可壓縮理想流體的伯努力方程

連續(xù)性定理和伯努力方程是分析和研究飛機(jī)上空氣動力產(chǎn)生的物理原因及其變化規(guī)律的基本定理。2.2氣體流動基本規(guī)律2.伯努利定理（1738年）丹尼爾1302.2氣體流動基本規(guī)律2.2氣體流動基本規(guī)律1312.2氣體流動基本規(guī)律3.低速氣流和高速氣流的流動特點(diǎn)

（1）低速氣流特點(diǎn)

流動過程中近似認(rèn)為不可壓縮。管道收縮速度增大，靜壓減小。

（2）高速氣流特點(diǎn)

高速飛行中，氣流速度變化引起空氣密度發(fā)生變化，從而引起空氣動力發(fā)生變化，必須考慮空氣的可壓縮性。特別對于高速氣流。

空氣可壓縮性和空氣密度和施加的空氣壓力有關(guān)?？諝獾拿芏群吐曀儆嘘P(guān)，施加于空氣的壓力與在空氣中運(yùn)動的物體速度有關(guān)，速度越大，施加給空氣的壓力越大。

衡量空氣被壓縮的程度用馬赫數(shù)（Ma）表示：2.2氣體流動基本規(guī)律3.低速氣流和高速氣流的流動特點(diǎn)1322.2氣體流動基本規(guī)律超聲速氣流在變截面管道中流動情況和低速氣流相反。收縮管道超聲速氣流減速、增壓；擴(kuò)張形管道使超聲速氣流增速、減壓。

原因：截面積變化引起的密度的變化比截面積變化引起速度的變化快得多，密度變化占主導(dǎo)地位。

總之，在亞聲速氣流中，流速增大，管道截面面積必然減??；而在超聲速氣流中，隨著流速增大，，管道截面面積必然增大。

要使氣流由亞聲速加速到超聲速，除了沿氣流方向要有一定的壓力差外，還應(yīng)具有一定的管道形狀，即先收縮后擴(kuò)張的拉瓦爾管形狀。2.2氣體流動基本規(guī)律超聲速氣流在變截面管1332.2氣體流動基本規(guī)律2.2氣體流動基本規(guī)律1342.2氣體流動基本規(guī)律2.2氣體流動基本規(guī)律1352.3飛機(jī)飛行原理作用在飛機(jī)上的空氣動力包括升力和阻力。2.3.1平板上的空氣動力

1.平板剖面與相對氣流夾角為零

無垂直于氣流的升力。

2.平板剖面與相對氣流夾角為90度2.3飛機(jī)飛行原理作用在飛機(jī)上的空氣動力包括升力和阻力。21362.3飛機(jī)飛行原理3.平板剖面與相對氣流速度成一定夾角2.3飛機(jī)飛行原理3.平板剖面與相對氣流速度成一定夾角1372.3飛機(jī)飛行原理2.3.2機(jī)翼升力的產(chǎn)生和增升裝置翼型的定義：2.3飛機(jī)飛行原理2.3.2機(jī)翼升力的產(chǎn)生和增升裝置翼1382.3飛機(jī)飛行原理翼型按速度分：翼型按形狀分：2.3飛機(jī)飛行原理翼型按速度分：翼型按形狀分：1392.3飛機(jī)飛行原理翼型幾何參數(shù)：翼弦：前緣和后緣之間的連線。迎角：翼弦與相對氣流速度之間的夾角。2.3飛機(jī)飛行原理翼型幾何參數(shù)：翼弦：前緣和后緣之間的連線1402.3飛機(jī)飛行原理1.機(jī)翼升力的產(chǎn)生空氣動力作用點(diǎn)前緣后緣翼弦2.3飛機(jī)飛行原理1.機(jī)翼升力的產(chǎn)生空氣動力作用點(diǎn)前緣1412.3飛機(jī)飛行原理在一定范圍內(nèi)，迎角大，升力大。當(dāng)迎角達(dá)到一定程度，氣流會從機(jī)翼前緣開始分離，尾部出現(xiàn)很大的渦流區(qū)，致使升力突然下降，阻力迅速增大，出現(xiàn)失速。臨界迎角：失速剛出現(xiàn)時的迎角。飛機(jī)不應(yīng)以接近或大于臨界迎角的狀態(tài)飛行。升力的大小與翼型形狀和迎角大小有很大關(guān)系。不對稱的流線型翼型在迎角為零時仍可產(chǎn)生升力。2.3飛機(jī)飛行原理在一定范圍內(nèi)，迎角大，升力大。飛機(jī)不應(yīng)以142

2.影響飛機(jī)升力的因素

（1）機(jī)翼面積的影響機(jī)翼

機(jī)翼面積應(yīng)包括同機(jī)翼相連的部分面積。升力與機(jī)翼面積成正比。

（2）相對速度的影響

速度越大，空氣動力越大，機(jī)翼上產(chǎn)生的升力也越大。升力與相對速度的平方成正比。

（3）空氣密度的影響

升力大小與空氣密度成正比。

（4）機(jī)翼剖面形狀和迎角的影響機(jī)翼剖面形狀和迎角不同，產(chǎn)生的升力也不同，其影響通過升力系數(shù)體現(xiàn)。升力系數(shù)起初隨迎角增大而增大，但當(dāng)迎角達(dá)到一定值后，會驟降，出現(xiàn)失速。

綜合各項因素，升力公式為：2.3飛機(jī)飛行原理2.影響飛機(jī)升力的因素2.3飛機(jī)飛行原理143

3.增升裝置

（1）改變機(jī)翼剖面形狀，增大機(jī)翼彎度；

（2）增大機(jī)翼面積；（3）改變氣流動的流動狀態(tài)，控制機(jī)翼上的附面層，延緩氣流分離；

飛機(jī)的增升裝置通常安裝在機(jī)翼的前緣和后緣部位。

類型：前緣襟翼，后緣襟翼，前緣縫翼；控制附面層。2.3飛機(jī)飛行原理3.增升裝置2.3飛機(jī)飛行原理1442.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理1452.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理1462.3飛機(jī)飛行原理簡單后緣襟翼缺點(diǎn)：

當(dāng)它向下偏轉(zhuǎn)時，雖然能夠增大上翼面氣流的流速，從而增大升力系數(shù)，但同時也使得機(jī)翼前緣處氣流的局部迎角增大，當(dāng)飛機(jī)以大迎角飛行時，容易導(dǎo)致機(jī)翼前緣上部發(fā)生局部的氣流分離，使飛機(jī)的性能變壞。2.3飛機(jī)飛行原理簡單后緣襟翼缺點(diǎn)：147機(jī)翼升力的產(chǎn)生和增升裝置機(jī)翼升力的產(chǎn)生和增升裝置148機(jī)翼升力的產(chǎn)生和增升裝置機(jī)翼升力的產(chǎn)生和增升裝置1492.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理1502.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理1512.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理1522.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理1532.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理1542.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理1552.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理1562.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理157控制附面層增升裝置原理：通過延緩附面層分離，起到增升作用。

“鷂”式垂直起降飛機(jī)和F－4、米格－21輕型戰(zhàn)斗機(jī)使用了噴氣襟翼。2.3飛機(jī)飛行原理控制附面層增升裝置原理：通過延緩附面層分離，起到增升作用。1582.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理159A.渦流發(fā)生器：

渦流發(fā)生器是以某一安裝角垂直地安裝在機(jī)體表面上的小展弦比小機(jī)翼，所以它在迎面氣流中和常規(guī)機(jī)翼一樣能產(chǎn)生翼尖渦，但是由于其展弦比小，因此翼尖渦的強(qiáng)度相對較強(qiáng)。這種高能量的翼尖渦與其下游的低能量邊界層流動混合后，就把能量傳遞給了邊界層，使處于逆壓梯度中的邊界層流場獲得附加能量后能夠繼續(xù)貼附在機(jī)體表面而不致分離。

作用：

將外界氣流的能量不斷輸入附面層，增加附面層流動速度，推遲氣流分離。2.3飛機(jī)飛行原理3.渦流發(fā)生器和翼刀A.渦流發(fā)生器：2.3飛機(jī)飛行原理3.渦流發(fā)生器和翼刀160B.翼刀裝置：

一般的平直翼和后掠翼，機(jī)翼上表面的氣流會自動向翼梢流動，相應(yīng)的，附面層也會逐漸向翼梢堆積。這些氣流最終會在翼梢分離，從而降低飛機(jī)的升力。此外，氣流在翼梢的分離會造成很大的滾轉(zhuǎn)力矩，容易使飛機(jī)進(jìn)入尾旋。這種狀況在大后掠角機(jī)翼上尤為明顯。若在機(jī)翼的上表面，沿著翼弦的方向放置具有一定高度的擋板，就可以阻礙上翼面的附面層向翼梢移動，從而阻止或者延緩分離的發(fā)生。

作用：

后掠翼飛機(jī)減小翼梢渦流和附面層厚度。2.3飛機(jī)飛行原理B.翼刀裝置：2.3飛機(jī)飛行原理1612.3.3飛機(jī)阻力的產(chǎn)生和減阻措施飛機(jī)機(jī)翼產(chǎn)生的空氣動力包括升力和氣動阻力。低速飛機(jī)受到的阻力分為：摩擦阻力、壓差阻力、誘導(dǎo)阻力、和干擾阻力。摩擦阻力2.3飛機(jī)飛行原理2.3.3飛機(jī)阻力的產(chǎn)生和減阻措施飛機(jī)機(jī)翼1622.壓差阻力2.3飛機(jī)飛行原理2.壓差阻力2.3飛機(jī)飛行原理163

可通過增大展弦比、適當(dāng)平面形狀、增加翼梢小翼等來減小誘導(dǎo)阻力。3.誘導(dǎo)阻力2.3飛機(jī)飛行原理可通過增大展弦比、適當(dāng)平面形狀、1644.干擾阻力2.3飛機(jī)飛行原理4.干擾阻力2.3飛機(jī)飛行原理1652.3.4高速飛行空氣動力特點(diǎn)1.激波和激波阻力（波阻）不同飛行速度下聲音（弱擾動波）的傳播2.3飛機(jī)飛行原理2.3.4高速飛行空氣動力特點(diǎn)1.激波和激波阻力（波阻）1662.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理167高速飛行阻力特點(diǎn)高速飛行阻力特點(diǎn)1682.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理1692.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理1702.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理171超聲速飛行聲爆2.3飛機(jī)飛行原理超聲速飛行聲爆2.3飛機(jī)飛行原理172超聲速飛行熱障2.3飛機(jī)飛行原理超聲速飛行熱障2.3飛機(jī)飛行原理1732.3飛機(jī)飛行原理美國SR-71的機(jī)體結(jié)構(gòu)的93%采用鈦合金越過熱障，達(dá)到3.3倍音速。航空氣器的防熱方法：采用耐高溫的新材料，如鈦合金、不銹鋼或復(fù)合材料來制造飛機(jī)的重要受力構(gòu)件和蒙皮；用隔熱層來保護(hù)機(jī)內(nèi)設(shè)備和人員；采用冷卻液冷卻結(jié)構(gòu)內(nèi)表面。2.3飛機(jī)飛行原理美國SR-71742.3飛機(jī)飛行原理應(yīng)用：燒蝕法適用于不重復(fù)使用的飛船、衛(wèi)星等。材料：石墨、陶瓷等。高溫下的熱解和相變：固液，固氣，液氣。航天器的防熱方法：2.3飛機(jī)飛行原理應(yīng)用：燒蝕法適用于不重復(fù)使用的飛船、衛(wèi)星1752.3飛機(jī)飛行原理可重復(fù)使用的放熱材料

用于像航天飛機(jī)類似的可重復(fù)使用的航天器的防熱。根據(jù)航天器表面不同溫度的區(qū)域，采用相應(yīng)的可重復(fù)使用的防熱材料。

例如：機(jī)身頭部、機(jī)翼前緣溫度最高，采用增強(qiáng)碳碳復(fù)合材料，溫度可耐受1593度；機(jī)身、機(jī)翼下表面前部和垂尾前緣溫度高，可采用防熱隔熱陶瓷材料；機(jī)身、機(jī)翼上表面前部和垂尾前緣氣動加熱不是特別嚴(yán)重處，可采用防熱隔熱的陶瓷瓦材料；機(jī)身中后部兩側(cè)和有效載荷艙門處，溫度相對較低（約350度），可采用柔性的表面隔熱材料；對于溫度最高的區(qū)域，采用熱管冷卻和強(qiáng)制循環(huán)冷卻和發(fā)汗冷卻等。2.3飛機(jī)飛行原理可重復(fù)使用的放熱材料1762.3.5超聲速飛機(jī)的氣動外形

超聲速飛機(jī)的氣動外形，廣義上講是指飛機(jī)主要部件的數(shù)量以及他們之間安排和配置。

不同的布局型式對飛機(jī)的飛行性能、穩(wěn)定性和操縱性有重大影響。2.3飛機(jī)飛行原理1.飛機(jī)氣動布局2.3.5超聲速飛機(jī)的氣動外形超177機(jī)翼幾何參數(shù)2.飛機(jī)的幾何外形和參數(shù)機(jī)翼平面形狀主要參數(shù)：

翼展、翼弦、前緣后掠角等。影響飛機(jī)氣動主要參數(shù)：前緣后掠角、展弦比、梢根比、翼型相對厚度。2.3飛機(jī)飛行原理機(jī)翼幾何參數(shù)2.飛機(jī)的幾何外形和參數(shù)機(jī)翼平面形狀主要參數(shù)：1782.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理179不同的翼剖面形狀2.3飛機(jī)飛行原理不同的翼剖面形狀2.3飛機(jī)飛行原理1803.超聲速飛機(jī)的氣動外形2.3飛機(jī)飛行原理A.超聲速飛機(jī)的翼型特點(diǎn)（a）雙弧形；（b）棱形；（c）楔形；（d）雙菱形3.超聲速飛機(jī)的氣動外形2.3飛機(jī)飛行原理A.超聲速飛1812.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理1822.3飛機(jī)飛行原理B.超聲速飛機(jī)的機(jī)翼平面形狀和布局形式2.3飛機(jī)飛行原理B.超聲速飛機(jī)的機(jī)翼平面形狀和布局形式1832.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理1842.3飛機(jī)飛行原理B-1Lancer轟炸機(jī)F-14Tomcat艦載機(jī)米格-232.3飛機(jī)飛行原理B-1Lancer轟炸機(jī)F-14To1852.3飛機(jī)飛行原理邊條渦2.3飛機(jī)飛行原理邊條渦186超聲速飛機(jī)的氣動外形2.3飛機(jī)飛行原理G鴨翼升力機(jī)翼升力G機(jī)翼升力尾翼升力鴨翼產(chǎn)生的脫體漩渦超聲速飛機(jī)的氣動外形2.3飛機(jī)飛行原理G鴨翼升力機(jī)翼升力G1872.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理1882.3飛機(jī)飛行原理2.3飛機(jī)飛行原理1892.3飛機(jī)飛行原理（8）前掠翼機(jī)翼前、后緣向前伸展（前掠）的飛機(jī)。它的梢弦在根弦的前面，左右翼俯視投影形成一個V字。前掠翼是和后掠翼同時提出的，兩者推遲激波產(chǎn)生的原理是完全相同的。優(yōu)點(diǎn)：機(jī)翼和機(jī)身更好的連接；亞音速機(jī)動能力好；升力大；可控性好。缺點(diǎn)：在氣動發(fā)散問題：即當(dāng)速度和仰角達(dá)到一定值時，很難保證飛機(jī)的靜穩(wěn)定性。仰角越大，機(jī)翼的彎曲變形越大，直至結(jié)構(gòu)被破壞。2.3飛機(jī)飛行原理（8）前掠翼機(jī)翼前、后緣1903.超聲速飛機(jī)和低、亞聲速飛機(jī)外形區(qū)別2.3飛機(jī)飛行原理3.超聲速飛機(jī)和低、亞聲速飛機(jī)外形區(qū)別2.3飛機(jī)飛行原理1912.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造飛機(jī)的升力和阻力對飛機(jī)性能有很大影響。良好的氣動特性：提高升力，減小阻力。獲得升力和阻力變化特性：科學(xué)計算和風(fēng)洞試驗(yàn)。風(fēng)洞是一種利用人造氣流來進(jìn)行飛機(jī)空氣動力試驗(yàn)的設(shè)備。風(fēng)洞試驗(yàn)：（1）幾何相似，即飛機(jī)和模型之間的；（2）運(yùn)動相似，即模型各部分氣流速度大小與真實(shí)飛機(jī)對應(yīng)部

分成同一比例，流速方向相同；氣流擾動和實(shí)際情況相同；（3）動力相似，作用與模型上的空氣動力（升力和阻力）和作

用于真實(shí)飛機(jī)上的空氣動力大小成比例，且方向相同。

為保證“動力相似”，必須保證實(shí)驗(yàn)中模型和真實(shí)飛機(jī)飛行時的雷諾數(shù)相同。試驗(yàn)飛機(jī)模型尺寸比真實(shí)飛機(jī)小得多，風(fēng)洞風(fēng)速也比真實(shí)飛行速度小很多，導(dǎo)致模型摩擦阻力在總阻力中所占比例比真實(shí)情況大得多。2.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造飛機(jī)的升力和阻力對飛機(jī)性能有1922.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造

雷諾數(shù)（Reynoldsnumber）一種可用來表征流體流動情況的無量綱數(shù)雷諾數(shù)

其中v、ρ、μ分別為流體的流速、密度與黏性系數(shù)，d為一特征長度。雷諾數(shù)越小意味著粘性力影響越顯著，越大意味著慣性力影響越顯著。例如霧珠的降落或潤滑膜內(nèi)的流動過程，粘性效應(yīng)在整個流場中都是重要的。而飛機(jī)近地面飛行時相對于飛機(jī)的氣流，流體粘性對物體繞流的影晌只在物體邊界層和物體后面的尾流內(nèi)才是重要的。2.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造193低速風(fēng)洞2.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造氣流速度空氣動力低速風(fēng)洞2.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造氣流速度空氣動力194風(fēng)煙洞2.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造

低速風(fēng)洞,可形象地顯示出環(huán)繞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臍饬髁鲃忧闆r，清晰顯示模型流線譜。風(fēng)煙洞2.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造低速風(fēng)洞195超聲速風(fēng)洞主體結(jié)構(gòu)2.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造高速風(fēng)洞包括亞、跨、超以及高超聲速風(fēng)洞?！皶簺_式”超聲速速風(fēng)洞依靠高壓空氣和大氣之間的壓力差來工作。蜂窩器優(yōu)點(diǎn)：降低了電動機(jī)功率；缺點(diǎn)：工作時間短。超聲速風(fēng)洞主體結(jié)構(gòu)2.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造高速風(fēng)洞包196風(fēng)洞的功用2.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造

風(fēng)洞可用于對整架飛機(jī)或飛機(jī)的某個部件進(jìn)行吹風(fēng)實(shí)驗(yàn)。風(fēng)洞的功用2.3.6風(fēng)洞的功用和典型構(gòu)造風(fēng)洞可用于對整架1972.4.1飛機(jī)的飛行性能2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機(jī)的飛行性能是衡量一架飛機(jī)的重要標(biāo)志，一般包括：飛行速度、航程、升限、起飛著陸性能和機(jī)動性能等。2.4.1飛機(jī)的飛行性能2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操1982.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性1992.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性200安全高度起飛距離（加速飛行過程）2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性減小起飛距離措施：增升裝置增加推力彈射裝置（艦載機(jī)）飛機(jī)起飛距離越短越好。安全高度起飛距離（加速飛行過程）2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定201（減速飛行過程）2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性平飛減速和飄落觸地慢車狀態(tài)襟翼打開直線下滑提高著陸性能措施：機(jī)翼擾流片反向推力裝置阻力板或阻力傘剎車阻攔索飛機(jī)著陸速度越小，著陸距離越短，著陸性能越好。（減速飛行過程）2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性平飛減2022.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性5、飛機(jī)的機(jī)動性能

飛機(jī)在一定時間間隔內(nèi)改變飛行狀態(tài)的能力，它在奪取空戰(zhàn)優(yōu)勢中起著相當(dāng)重要的作用，是軍用飛機(jī)重要的戰(zhàn)術(shù)性能指標(biāo)。對于運(yùn)輸機(jī)機(jī)動性能要求低。

飛機(jī)載荷：

飛機(jī)除受重力之外的外力總和與飛機(jī)重量之比。垂直方向上的過載：

飛機(jī)設(shè)計中，常用過載來評定飛機(jī)的機(jī)動性。飛機(jī)飛行中除了有俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)等常規(guī)機(jī)動動作外，對于戰(zhàn)斗機(jī)還有盤旋、筋斗、俯沖、躍升、戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎等機(jī)動動作?，F(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)還具備過失速機(jī)動能力。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性5、飛機(jī)的機(jī)動性能2032.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性爬升倒飛俯沖平飛筋斗俯沖躍升過載可達(dá)9g過載可達(dá)6g躍升高度動升限：躍升可達(dá)到的最大高度。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性爬升倒飛俯沖平飛筋斗俯2042.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性3、戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎

同時改變飛行方向和增加飛行高度的機(jī)動飛行稱為戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎。用途：空戰(zhàn)中奪取高度優(yōu)勢和占據(jù)有利方位。過載系數(shù)3-4g。

此外，還可采用筋斗方法進(jìn)行戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎以縮短機(jī)動時間。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性3、戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎2054.過失速機(jī)動飛機(jī)在超過失速迎角之后，仍然有能力對飛機(jī)姿態(tài)作出調(diào)整，實(shí)現(xiàn)快速機(jī)頭指向，完成可操縱的戰(zhàn)術(shù)機(jī)動。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性作用：瞬時使飛機(jī)占據(jù)有利位置，改變敵我攻守態(tài)勢。4.過失速機(jī)動飛機(jī)在超過失速迎角之206F-22榔頭機(jī)動

S-27眼鏡蛇機(jī)動

1989年6月巴黎航展，蘇聯(lián)試飛員普加喬夫第一次世界面前表演了“眼鏡蛇”機(jī)動。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性F-22榔頭機(jī)動S-27眼鏡蛇機(jī)動1989年6月巴黎航207

飛機(jī)的飛行迎角超過臨界迎角后，發(fā)生的一種連續(xù)自動旋轉(zhuǎn)運(yùn)動。是由大迎角下的自轉(zhuǎn)現(xiàn)象引起的。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性5.尾旋尾旋過程軌跡為小半徑螺旋線，一面旋轉(zhuǎn)，一面下降。同時繞滾轉(zhuǎn)、俯仰偏航三軸不斷旋轉(zhuǎn)。

尾旋特點(diǎn)：迎角大、螺旋半徑小，旋轉(zhuǎn)速度高、下沉速度大。

尾旋是一種危險的飛行狀態(tài)，極易造成飛行事故，但為了訓(xùn)練和研究目的，有些高機(jī)動飛機(jī)允許進(jìn)入尾旋并改出。飛機(jī)的飛行迎角超過臨界迎角后，發(fā)生的2082.4.2飛機(jī)的穩(wěn)定性2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4.2飛機(jī)的穩(wěn)定性2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱2092.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2102.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性211飛機(jī)焦點(diǎn)附加升力的合力△Y的作用點(diǎn)為飛機(jī)的焦點(diǎn)。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機(jī)焦點(diǎn)附加升力的合力△Y的作用點(diǎn)為飛機(jī)的焦點(diǎn)。2.4飛機(jī)212飛機(jī)焦點(diǎn)附加升力的合力△Y的作用點(diǎn)為飛機(jī)的焦點(diǎn)。2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機(jī)焦點(diǎn)附加升力的合力△Y的作用點(diǎn)為飛機(jī)的焦點(diǎn)。2.4飛機(jī)2132.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機(jī)的焦點(diǎn)飛機(jī)重心位置與縱向穩(wěn)定性之間的關(guān)系2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機(jī)的焦點(diǎn)飛機(jī)重心位置2142.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2152.4飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性

飛機(jī)主要依靠垂尾的作用來保證方向穩(wěn)定性，方向穩(wěn)定力矩是在